FR 2703322 A1 19941007 FR 9403348 A 19940322 AVION DE TRANSPORT A ARRIERE TRONQUE L'invention concerne un avion de transport à arrière tronqué propulsé de préférence par deux moteurs ou réacteurs, l'air d'admission étant envoyé par l'intermédiaire d'un diffuseur aux mo- teurs qui sont directement intégrés dans l'arrière du fuselage de l'avion. On connaît plusieurs avions à arrière tronqué de ce type Le document US 5 114 097 montre un avion pour le transport de passagers qui est pourvu de deux moteurs intégrés dans l'arrière du fuselage qui reçoivent leur air d'admission par l'intermédiaire d'une entrée d'air disposée sur le dessus du fuselage L'air admis est amené aux moteurs par l'intermédiaire d'un diffuseur long Dans le document GB 1041 L 048 l'air d'admission destiné à deux moteurs qui se trouvent à l'arrière du fuselage s'écoule par deux entrées en forme d'ouies disposées sur le fuselage et est acheminé par des conduits-diffuseurs. Le document US 4 033 526 décrit un avion à décollage et atterrissage courts sans queue dans lequel l'air d'admission est amené aux deux moteurs par l'intermédiaire de conduits de longs Le document DE-OS 1. 900 380 montre un diffuseur d'entrée pour un réacteur central intégré dans l'arrière du fuselage L'acheminement par l'intermédiaire de diffuseurs longs de l'air destiné à deux réacteurs montés directement dans l'arrière du fuselage dans des avions de grande capacité qui peuvent également être utilisés comme avions de transport est connu par le document DE-OS 1 481622. Pour l'acheminement de l'air d'admission destiné aux mo- teurs, tous les avions décrits dans les documents cités ont des configurations sensiblement conventionnelles avec des diffuseurs longs qui traversent l'arrière du fuselage Certes, avec l'intégration des moteurs dans l'arrière du fuselage, ces avions offrent une résistance aérodynamique plus faible que ceux qui sont équipés de moteurs disposés extérieurement à l'arrière, mais d'une manière générale l'inconvénient est que leur arrière étant relativement effilé il est difficilement utilisable pour transporter une charge utile. fl est encore connu par le document DE-PS 906-660, pour réduire la résistance aérodynamique d'un avion, d'aspirer en totalité ou partiellement la couche limite qui est entraînée dans la direction de déplacement par le frottement sur les surfaces extérieures des parties de l'avion (aile, fuselage) exposées au vent relatif et dont la vitesse relative est ralentie par rapport à l'avion et de l'amener aux dispositifs alimentés en air (par exemple compresseurs de réacteurs) Les figures reproduites dans le document montrent des moteurs qui sont disposés dans la partie avant du fuselage ou dans les ailes et des dispositifs complexes pour la mise en oeuvre de l'invention. L'objet de la présente invention est de créer un avion de transport du type indiqué en introduction qui, grâce à une nouvelle configuration de son arrière et grâce au mode d'acheminement de l'air d'admission destiné aux moteurs, présente une faible résistance aérodynamique. Le problème est résolu selon l'invention par le fait que le diffuseur est un diffuseur court et que l'air résultant de l'aspiration de la couche limite au moyen d'une ouverture d'aspiration est amené dans la région de l'arrière du fuselage au moyen d'une combinaison d'éjecteurs et de diffuseurs. Conformément à un agencement de l'invention, le diffuseur court est disposé autour des deux réacteurs et est pourvu de surfaces de guidage. Conformément à un autre agencement de l'invention, la couche limite est séparée de la veine d'écoulement externe en amont du diffuseur court au moyen d'une lèvre externe de l'ouverture d'aspiration L'air d'admission est amené dans les éjecteurs et les diffuseurs par l'intermédiaire de conduits de pression et de tuyères d'éjecteur. Conformément à un autre perfectionnement de l'invention, les conduits de pression et les tuyères d'éjecteurs sont alimentés par le flux d'air secondaire d'un générateur de gaz secondaire séparé Les tuyères d'éjecteurs débouchent dans les ouvertures d'aspiration de la couche limite, les ouvertures d'aspiration forment des éjecteurs dans une première partie et s'élargissent ensuite pour former les diffuseurs. Conformément à un agencement particulier de l'invention, il est prévu chaque fois une ouverture d'aspiration et un conduit de pres- sion dans la partie supérieure et dans la partie inférieure de l'arrière du fuselage. Conformément à un perfectionnement de l'invention, l'air d'admission provenant des diffuseurs courts traverse deux grilles de déviation avant son entrée dans les réacteurs Après son utilisation dans les réacteurs, l'ensemble du flux d'air admis est envoyé dans des tuyères à deux axes. L'intégration totale fuselage-dispositif de propulsion par le montage des moteurs ou réacteurs dans l'arrière du fuselage et l'aspiration sous diverses formes du courant de sillage augmentent considérablement le rendement de propulsion étant donné que la poussée est produite par accélération des masses d'air qui ont été au- paravant ralenties par les frottements à la surface du fuselage Cet agencement fuselage-dispositif de propulsion permet en outre, lorsque l'arrière du fuselage est convenablement agencé, d'élargir considérablement le fuselage et de le raccourcir et, pour un volume de fuselage prédéterminé, conduit à une réduction de la surface balayée et du poids du fuselage. Un autre effet positif d'un tel élargissement du fuselage est la réduction de la surface de l'aile balayée par l'air pour une envergure donnée Lorsqu'en outre le système de propulsion est pourvu d'une ou de plusieurs tuyères à deux axes, on peut réduire considérablement les dimensions des gouvernes de profondeur et de direction Pour une charge utile et un rayon d'action donné, tous ces avantages mènent à un appareil plus petit et plus léger et à une diminution substancielle des coûts spécifiques de transport. L'invention est décrite ci-après à l'aide des dessins. Ceux-ci montrent: figure 1, différentes ouvertures d'aspiration possibles sur un arrière de fuselage tronqué avec écoulement de l'air sans décollement selon l'état de la technique; figure 2, l'évolution de la pression dans la couche limite au niveau de l'arrière du fuselage selon la figure 1, figure 3, des lignes d'écoulement pour un arrière tronqué dont la partie postérieure comporte une dépression; figure 4, des répartitions de pression à la surface de l'arrière tronqué du fuselage selon la figure 3; figure 5, un mode de réalisation pratique d'un système de propulsion intégré avec contrôle de la couche limite; figure 6, une vue dans la direction VI de la figure 5; figure 7, un mode de réalisation d'un avion de transport équipé du système de propulsion intégré avec contrôle de la couche limite selon la figure 5; et figure 8, une vue arrière de l'avion de transport selon la figure 7. La figure 1 montre sur l'exemple d'une coupe d'un arrière 1 tronqué la disposition des ouvertures 2 d'aspiration qui doit être adop- tée pour obtenir un écoulement sans décollement de la couche limite. On admet que la couche limite doit supporter sans se décoller une augmentation de pression de 40 % par rapport à la pression dynamique initiale L'augmentation de pression qui peut être supportée étant approximativement inversement proportionnelle au carré de la vitesse d'écoulement juste en amont des ouvertures d'aspiration 2, le nombre d'ouvertures d'aspiration 2 situées au voisinage du point de stagnation 3 arrière est de plus en plus grand Il devient donc nécessaire de trou- ver d'autres moyens pour empêcher le décollement de la veine à ce niveau. La figure 2 montre la pression p en fonction de r/R pour la couche limite sans décollement pour l'arrière 1 de la figure 1 r représente la distance radiale par rapport à l'axe la de l'arrière 1 et R la distance correspondante maximale La valeur de la pression en écoulement libre est indiquée au point d'intersection des ordonnées r/R avec l'abscisse p en p, On voit qu'il se forme en aval de l'arrière 1 des couches limites qui doivent supporter une augmentation de pression importante sans se décoller La pression maximale p apparaît par nature au point 3. La figure 3 montre les lignes de courant A à E pour un arrière de fuselage tronqué avec à l'extrémité arrière de celle-ci une dépression en O Les tracés A à E son également représentés en fonction de r/R Suivant le débit-volume Q de l'air aspiré par l'arrière, on obtient différents tracés d'arrière et différentes répartitions de pression conformément à la figure 4 Le tracé repéré A représente le cas de référence sans aspiration arrière conformément aux figures 1 et 2 Avec une aspiration il se forme une dépression en entonnoir au niveau de l'arrière du fuselage Au fur et à mesure que la quantité relative aspirée M = Q/v 0, F augmente, l'angle d'ouverture de l'entonnoir augmente tandis que la courbure de la portion de tracé qui s'y raccorde diminue de plus en plus Dans l'équation, vo représente la vitesse d'écoulement en écoulement libre et F la surface frontale du fuselage. La figure 4 montre les répartitions de la pression à la surface de l'arrière A à E Comme on le voit, l'aspiration arrière centrale a pour effet que la couche limite concernée doit supporter une augmentation de pression nettement plus faible dans le cas des surfaces d'arrière B à E que dans le cas de référence A. L'augmentation de pression à supporter est d'autant plus faible que la quantité M aspirée par la dépression est élevée; il faut minimiser celle-ci sans devoir pour autant créer une aspiration trop importante. Les quantités M qu'il faut aspirer pour obtenir les répartitions de pression A à E représentées sont indiquées sous forme de grandeurs sans dimension dans le tableau de la figure 4 pour chacune des formes d'arrière A à E de la figure 3 La capacité d'aspiration du réacteur cor- respond à une valeur déterminée qui doit être adaptée à la quantité M qui peut être aspirée par la dépression On obtient ainsi dans la pratique sensiblement la forme d'arrière B. La figure 5 montre de manière schématique, en demi-coupe une réalisation pratique du système de propulsion intégré à contrôle de la couche limite comportant un réacteur 10 à deux flux qui est monté sur un arrière de fuselage 11 L'air qui arrive dans la zone intérieure de l'arrière 11 est envoyé dans un diffuseur court 12 pourvu de surfaces directrices et sa vitesse est ramenée à environ 0,4 va L'air subit une déviation dans deux grilles de déviation 13 puis est envoyé aux réacteurs 10 à double flux Etant donné qu'avec la forme de l'arrière 11 du fuselage il faut encore supporter un gradient de pression élevé (voir figure 4 ligne B), un contrôle de la couche limite par l'intermédiaire d'une ouverture d'aspiration 14 est nécessaire La couche limite séparée de l'écoulement extérieur au moyen d'une lèvre extérieure de l'ouverture d'aspiration 14 est envoyée dans une combinaison éjecteur-diffuseur composée d'un conduit de pression 16, d'une tuyère d'éjecteur 17, d'un éjecteur 18 et d'un diffuseur 19 à l'intérieur de laquelle il est ramené à la pression globale et à la vitesse d'écoulement du flux d'air aspiré dans la zone arrière par l'intermédiaire du diffuseur court 12 La couche limite ainsi traitée est ensuite envoyée au réacteur 10 par l'intermédiaire de la grille de déviation 13 L'ensemble du flux d'air aspiré dans la zone arrière, après utilisation dans des réacteurs 10, est envoyé à des tuyères 21 à deux axes Ces tuyères 21 commandées par un système de conduite de vol fiable permettent de réduire de manière considérable la dimension des gouvernes de profondeur et de direction conventionnelles qui sont normalement nécessaires pour l'axe de lacet et l'axe de tangage La ligne 22 en pointillé montre la surface de courant limite du flux d'air qui entre dans le moteur A noter qu'il se forme à la surface des mo- teurs 10, tout autour de ceux-ci, une ligne de stagnation qui s'étend transversalement à la direction de vol Les frottements sont d'autant plus faibles dans cette région. A la figure 6, qui représente une vue dans la direction VI de la figure 5, on voit la lèvre extérieure 15 de l'ouverture d'aspiration 14 et les tuyères d'éjecteur 17 qui s'étendent en demi-cercle autour de l'arrière 11 du fuselage La section de sortie des tuyères d'éjecteur 17 est agencée de manière telle que la répartition transversale de l'impulsion de sortie corresponde sensiblement à la répartition transversale de la densité de la perte par impulsion de la couche limite L'air comprimé destiné aux tuyères d'éjecteur 17 passe dans le conduit de pression 16 et est produit dans un ou plusieurs générateurs de gaz à double circuit non représentés. Les figures 7 et 8 montrent la vue de dessus et la vue arrière d'un avion de transport 25 équipé du système de propulsion intégré à contrôle de la couche limite L'avion est pourvu d'un fuselage 26 prévu pour des transports volumineux Sur l'arrière 26 a, qui correspond à l'arrière 11 du fuselage de la figure 5, sont représentées en haut et en bas les deux lèvres extérieures 15 et les ouvertures d'aspiration 14 Du fait du rétrécissement plus faible de l'arrière du fuselage 26 a dans la partie latérale, on peut supprimer les ouvertures d'aspiration 14 dans cette zone Les figures montrent en outre les moteurs 10 avec les tuyères 21 et les plans 27, les gouvernes de profondeur 28, les gouvernes de direction 29 et les trains d'atterrissage 31 La figure 8 montre le diffuseur 12 court disposé autour des moteurs 10 La configuration représentée de l'avion de transport 25 permet de réduire considérablement le poids de la structure, la consommation en combustible et le poids au décollage par rapport aux avions traditionnels à fuselage effilé et à moteurs montés dans les ailes. REVENDICATIONS 1 Avion de transport à arrière tronqué propulsé de préférence par deux moteurs, l'air d'admission étant amené par l'intermédiaire d'un diffuseur aux moteurs qui sont directement intégrés dans l'arrière de l'avion, caractérisé par le fait que le diffuseur est un diffuseur court ( 12) et que l'air résultant de l'aspiration de la couche limite par l'intermédiaire d'une ouverture d'aspiration ( 14) est amené dans la zone de l'arrière du fuselage au moyen d'une combinaison d'éjecteurs ( 18) et de diffuseurs ( 19). 2 Avion de transport selon la revendication 1, caractérisé par le fait que le diffuseur court ( 12) est disposé autour des deux moteurs ( 10) et est pourvu de surfaces de guidage. 3 Avion de transport selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la couche limite est séparée de l'écoulement externe en amont du diffuseur court ( 12) au moyen d'une lèvre externe ( 15) de l'ouverture d'aspiration ( 14). 4 Avion de transport selon la revendication 1, caractérisé par le fait que l'air d'admission est amené dans les éjecteurs ( 18) et les diffuseurs ( 19) par l'intermédiaire de conduits de pression ( 16) et de tuyères d'éjecteur ( 17). 5 Avion de transport selon la revendication 4, caractérisé par le fait que les conduits de pression ( 16) et de tuyères d'éjecteur ( 17) sont alimentés par le flux d'air secondaire d'un générateur de gaz se- condaire séparé. 6 Avion de transport selon les revendications 3 et 4, caracté- risé par le fait que les tuyères d'éjecteur ( 17) débouchent dans les ou- vertures d'aspiration ( 14) de la couche limite, les ouvertures d'aspira- tion servant d'éjecteurs ( 18) dans la première partie et s'élargissant en- suite pour former les diffuseurs ( 19). 7 Avion de transport selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 6, caractérisé par le fait qu'il est prévu chaque fois une ou- verture d'aspiration ( 14) et un conduit de pression ( 16) dans la partie supérieure et la partie inférieure de l'arrière ( 11, 26 a) du fuselage. 8 Avion de transport selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 7, caractérisé par le fait que l'air d'admission provenant des diffuseurs courts ( 12) et des diffuseurs ( 19) traverse deux grilles de déviation ( 13) avant son entrée dans les moteurs ( 10). 9 Avion de transport selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'après utilisation dans les moteurs ( 10), l'ensemble du flux d'air admis est envoyé à des tuyères ( 21) à deux axes.